联合神经网络和对角加载的GNSS中断定位算法

GNSS/INS组合导航系统可以为移动载体提供长时间、高精度的导航信息,然而当载体处于恶劣环境中,无法获得滤波量测向量,导致导航定位结果迅速发散.为应对这一问题,越来越多的学者利用人工神经网络辅助组合导航系统直接进行信息融合.但惯性导航系统(inertial navigation system,INS)本身特性使得上一时间训练好的网络模型存在误差,中断时刻INS误差仍不断累积,因此提出了一种GNSS中断时的智能定位算法.该算法利用反向传播(back propagation,BP)神经网络训练得到滤波量测向量,再通过对角加载重构量测噪声协方差矩阵,对卡尔曼滤波(Kalman filter,KF)进行更新.所提方法减弱了神经网络训练误差对组合导航算法的影响,从而可以在GNSS信号长时间中断情况下,导航系统仍拥有较为可靠的导航性能.

捷联惯性导航中一种算法的推证

捷联惯性导航系统中,常常用到解算四元数矩阵微分方程的问题。为此给出了解四元数矩阵微分方程的一个强有力的算式,并给出了详细的数学推导和证明。

一种提高捷联惯导系统静态初始对准精度的方法

针对目前提高捷联惯导系统自对准精度难度大这一情况,在建立SINS静基座初始对准的误差方程的基础上,通过对影响对准精度的误差因素进行分析,提出了一种在载体内部安装高精度自主寻北装置的方法,该方法可有效地提高初始对准精度。

捷联惯性导航的工程实现

把一种纯捷联惯性导航运用到系统的工程实现.个系统采用高精度的导航测量器件和PC104嵌入式版式电脑来实现.运行2min,静态状态下,位置误差可以在30m之内;动态车载试验位置误差可以达到300m之内.介绍了采用的捷联算法以及四元数的修正和归一等经典算法.

捷联惯性导航、制导系统中方向余弦矩阵的递推算法

数十年来,四元数及其解法成功地应用于捷联惯性导航和制导系统中,成为经典的算法。它定义了从导航坐标系到飞行器体坐标系的四元数,然后给出四元数更新方程,再根据实时确定的四元数求出体系到导航坐标系的方向余弦矩阵,以便将测得的体系的视速度增量转换到导航系。从制导和导航角度看,上述方向余弦矩阵是必不可少的,而四元数却是中间变量,因此,本文跨越了四元数及其算法,根据方向余弦矩阵微分方程直接导出方向余弦矩阵的更新递推公式。数学仿真表明该算法的精度与四元数算法接近,但它具有更容易理解、计算量小、编程简单等优点,可以代替四元数方法。

激光陀螺捷联惯导系统减振功率谱分析

应用多体系统传递矩阵法,推导了激光陀螺捷联惯导减振系统各元件的传递方程和传递矩阵,建立了相应的多体系统动力学模型,获得了系统总传递方程、总传递矩阵和响应的功率谱密度。分别应用文中方法和通常振动分析方法,获得了随机输入条件下激光陀螺捷联惯导减振系统动态响应的功率谱密度,仿真结果对比表明了文中方法的有效性。文中方法无需建立系统总体动力学方程,计算速度快、建模灵活,为激光陀螺捷联惯导系统减振设计提供了新的技术手段。

卫导辅助下的舰船捷联惯导航行间粗对准方法

针对舰船捷联惯导在行进间难以实现自主的粗对准,研究了在动基座下的舰船捷联惯导的粗对准,提出了一种采用全球定位系统(global position system,GPS)辅助舰船捷联惯导系统在运动中实现粗对准的方法。该方法利用GPS获得的位置信息,通过对捷联惯导基本方程的数值积分,计算捷联姿态矩阵。相比于借助外测速度实现粗对准,该方法借助GPS获得的位置信息实现粗对准,不需要装备多普勒测速仪。因此,该方法成本更低、具有实用性。经试验验证,该方法能使舰船捷联惯导在航行间快速的计算出初始捷联矩阵,满足姿态误差角小于1°的精度要求。

捷联姿态计算中方向余弦与四元数法分析比较

捷联惯性姿态计算中,传统观点认为,方向余弦法由于需要维护9个参数,而四元数法只需要4个参数,从而四元数法得到了广泛应有,成为经典算法。但是从捷联惯性导航与制导的整个过程看,方向余弦矩阵是必不可少的,而四元数却是中间变量。通过对方向余弦与四元数姿态算法进行深入分析比较,并对2种算法进行仿真表明:这2种算法精度相当,且方向余弦法具有容易使用、计算量小、编程方便等优点,因此完全可以替代四元数法。

捷联式航姿系统中四元素算法Kalman滤波器的实现研究

本文基于四元素算法推导了姿态算法和捷联惯导系统误差模型,并设计了Kalman滤波器。在此基础上分析了误差模型的随机噪声补偿和提出了航向修正。仿真结果表明,本文讨论的这种Kalman滤波器能保证航向精度,具有实际应用意义。

捷联惯导系统姿态提取奇异点的简单方法

采用四元数的捷联惯导系统姿态更新方法,虽然在四元数微分方程中不会出现欧拉角微分方程中的奇异点,但是,在提取姿态角中,当俯仰角接近±90°时,同样会出现滚动角和航向角的不确定性,即存在奇异点。文中从方向余弦矩阵中寻找三个姿态角之间的关系,给出了解决捷联惯导系统姿态角提取奇异点的一种简单方法。同时,通过分析四元数方向余弦矩阵中各元素间的关系,建立了四元数与方向余弦矩阵的关系式。

地地导弹初始对准误差及其影响分析

介绍了采用捷联惯导的地地导弹初始对准方法和原理 .推导了地地导弹初始对准误差的传播规律和对导弹飞行的影响机理 ,进行了初始对准误差的定量分析计算 .根据仿真计算 ,得出了初始对准误差对地地导弹命中精度影响的相应结论 。

捷联航姿系统航行状态下的组合对准算法研究

由于捷联航姿设备无纬度解算值,导致跨纬度航行时航向误差过大,引入计程仪速度与航姿设备输出姿态、航向一起对纬度值进行计算,航行状态引入计程仪信息后建立数学模型进行初始对准,经航行实验验证,72小时内航向角误差得到了极大的缩小,验证了该数学模型的可行性,可提高设备的精度,具有实际使用意义。

基于矩阵分解的捷联惯导多位置系统级标定方法

针对捷联惯导系统级标定中滤波法路径设计复杂、误差参数辨识未进行深入的理论分析等问题,提出一种基于矩阵分解的系统级标定算法。将系统级标定中的拟合法路径设计引入滤波法,对静止和转动过程中的误差参数辨识进行深入的理论推导和分析,设计一组7位置连续标定路径。基于矩阵分解将安装误差角分解为非正交角和正交的失准角,建立包含21项误差参数的标定误差模型,以速度误差和姿态误差为观测量,建立27维Kalman滤波模型。仿真结果表明:加速度计和陀螺零偏标定误差分别优于3μg_(n)和0.00015°/h,标度因数误差优于4.5×10^(-6),安装角误差优于1″,标定时间小于30 min,实现了高精度的误差参数全标定。

车载动基座FOAM对准算法

目前对动基座对准问题的解决方案大都基于惯性系,但这些方案需要存储导航期间惯性系矢量信息,且对准结束时定位精度不高。提出一种新的车载动基座快速最优姿态矩阵(fast optimal attitude matrix,FOAM)对准算法,有效提高了车辆动基座定向精度,并能够保证在对准结束时有一定的定位精度以保证后续直接进入组合导航。最后,车载试验验证了车载FOAM对准算法的有效性。

基于四元数的姿态变换关系在SAR运动补偿中的应用

SAR运动补偿技术是SAR系统获得高质量图像的关键。当雷达载体发生横滚角、俯仰角和偏航角运动时,天线平台需要得到实时的姿态角以稳定天线的指向,而捷联惯导系统能满足这一要求。捷联矩阵的实时修正是捷联系统姿态解算的主要任务,考虑到系统实时性和稳定性的要求,用一种新的方法推导了四元数与姿态角的变换关系,并根据此关系分析了载机角运动误差对SAR成像的影响。基于四元数的方法能减少SAR运动补偿中复杂的三角函数运算,提高了运算效率,增强了系统的实时性。

基于矩阵分解的惯导安装误差矩阵解耦方法

针对捷联惯性导航系统级标定中安装误差矩阵存在3组耦合关系问题,提出一种基于矩阵分解的解耦方法。该方法将安装误差矩阵分解为对称误差矩阵和斜对称误差矩阵后,推导其对惯性导航姿态方程和速度方程的影响,揭露系统级标定中安装误差矩阵存在耦合的原因——陀螺仪表组和加速度计仪表组的斜对称误差对误差方程的影响是耦合的,进而提出适当选取体坐标系使得陀螺仪表组的斜对称误差矩阵为0的解耦方法。该解耦方法是一种均值分配方法,与传统解耦方法相比能减少系统运算中的二阶舍项误差。仿真实例说明了该解耦方法是有效的。

弹道导弹SINS空中在线标定方法

从工程应用的角度出发,利用高精度的GPS信息,研究了一种弹道导弹捷联惯导系统(SINS)空中在线标定方法,建立了发射点惯性系下SINS的误差模型,应用分段线性定常系统(PWCS)的可观测性分析理论和奇异值方法,定量地研究了系统状态变量的可观测度。针对SINS初始失准角及惯性器件误差所造成的导航误差,利用弹载GPS得到的速度和位置量测信息,通过最优估计的方法标定出SINS的导航误差,并采用误差状态转移算法反推初始平台失准角,从而为导弹的后续飞行提供精确的惯性器件误差系数和姿态基准。通过仿真验证了弹道导弹SINS空中在线标定方法的正确性和可行性。

舰船捷联惯导系统粗对准方法研究

提出适合于舰船系泊、锚泊状态下的捷联惯性导航系统惯性凝固粗对准方法。在惯性凝固坐标系和惯性坐标系上对重力向量分别进行积分,并利用重力向量随地球旋转在惯性空间的方向变化信息,粗略计算初始捷联姿态矩阵。该方法通过积分抵消掉舰船线性位移引入的干扰加速度,同时,避免了舰船姿态摇摆引入的干扰角速度。仿真分析表明:在舰船系泊、锚泊状态下,惯性凝固粗对准方法比较传统算法优势明显。

病态理论在捷联惯性导航粗对准中的应用

针对捷联惯性导航系统粗对准算法中存在共线性的问题,通过分析基于重力矢量信息的双矢量定姿对准算法中系数矩阵的病态性。利用病态矩阵理论中条件数方法对该问题进行分析研究,确定对准时间对共线性问题的影响,并以实例进行仿真计算。仿真结果表明,1 min后共线性问题可以忽略,可解决传统解析粗对准中的角运动干扰问题。

坐标转换理论及其在半实物仿真姿态矩阵转换中的应用

以临近空间飞行器半实物仿真试验需求为背景,利用坐标转换理论推导了航空和航天两种体系下姿态矩阵的关系。首先,介绍了坐标转换理论,包括两种直角坐标系之间的转换关系,以及两种不同参考系下的姿态矩阵转换关系。然后,分析了航空和航天体系下坐标系之间的关系,推导了从航天体系下姿态矩阵到航空体系下姿态矩阵的转换关系。半实物仿真试验表明,推导的方法正确可行,保证了临近空间飞行器导航系统的仿真验证。